Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в условиях пониженного давления и устройство для его реализации



Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в условиях пониженного давления и устройство для его реализации

 


Владельцы патента RU 2493414:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в баках отделяющихся частей ступени ракет-носителей, основанном на введении в экспериментальную установку теплоносителя, обеспечении условий взаимодействия в зоне контакта теплоносителя с поверхностью жидкого газифицируемого компонента ракетного топлива, проведении измерений температуры, давления в различных точках экспериментальной установки, при этом перед подачей теплоносителя осуществляют понижение давления в экспериментальной установке до 0,01 МПа через электропневмоклапан. Рассмотрено устройство для моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в баках отделяющейся части ступени ракеты-носителя, включающее в свой состав экспериментальную установку в виде модельного бака, содержащего поддон для жидкого компонента ракетного топлива, датчики температуры, давления, входной и выходной патрубки, при этом экспериментальная установка имеет в своем составе вакуумную камеру для создания пониженного абсолютного давления до 0,01 МПа с управляемым электропневмоклапаном и газоанализатор для определения процентного содержания газифицированных компонентов ракетного топлива. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при проведении физического моделирования процессов газификации остатков жидкого топлива в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет-носителей (РН) в условиях малой гравитации с использованием экспериментальных модельных установок в земных условиях, а также при натурных пусках РН с системами газификации.

Известно устройство, реализующее способ для удаления влаги в вакууме, защищенное патентом РФ на изобретение №2338979, содержащее камеру испарителя, снабженную рабочими телами и размещенную в ячейке с двумя осями вращения, конденсатор, сборник конденсата и насос.

Изобретение относится к аппаратам пищевой промышленности, а именно к оборудованию для концентрирования жидких и получения сухих пищевых продуктов путем их выпаривания и сушки в вакууме.

Данное устройство функционально предназначено для реализации способа испарения (газификации) жидкости в условиях высокого вакуума. Условия высокого вакуума созданы для интенсификации процессов выпаривания и сушки пищевых продуктов.

Однако данное устройство имеет ограниченные функциональные возможности применительно к ракетно-космической технике.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому способу и устройству для его осуществления является способ моделирования процесса газификации (термохимического обезвреживания), описанный на стр.163-174 в кн.1 «Снижение техногенного воздействия ракетных средств выведения на жидких токсичных компонентах ракетного топлива на окружающую среду» (Монография) под ред. В.И. Трушлякова, Омск: Изд-во ОмГТУ, 2004. 220 с.

Способ включает моделирование поступления в газовую фазу окислителя (с заданными параметрами в виде струи из форсунки: формы и степени распыления, длины струи, перепада давления на форсунке), обеспечение условий взаимодействия в зоне контакта струи с поверхностью горючего.

Устройство для осуществления способа представляет собой экспериментальную установку (ЭУ), в виде модельного бака, который состоит из обечайки, сферического днища, и содержит поддон с двумя вваренными стаканами, температурные датчики, заправочно-сливную арматуру, датчики давления, дренажный трубопровод, расходомер, весоизмерительное устройство, утилизатор.

Непосредственное использование этого способа и устройства для его осуществления, основанных на получении теплоносителя (ТН) путем использования термохимической реакции взаимодействия самовоспламеняющихся компонентов ракетного топлива (КРТ), которые, как правило, токсичны, для термодинамического (а не термохимического процесса) процесса газификации других КРТ, например, керосина, возможно, однако, скорость газификации жидкого КРТ невысока, регулирование процесса зажигания смеси, управление процессом получения заданного количества тепла для газификации жидкости ограничено по функциональности и значительно отдалено от реальных условий, например, присутствие атмосферного давления, что, в свою очередь, увеличивает диапазон достоверных результатов. Это ограничивает универсальность этого способа для моделирования процесса газификации остатков жидкого КРТ, в том числе и для учебных заведений при исследовании процессов газификации различных жидкостей, т.к. требует дорогостоящего оборудования, специализированных стендов и аттестованного персонала для работы с взрывоопасными, токсичными КРТ.

Заявляемое техническое решение направлено на решение ряда задач: повышение экономичности путем интенсификация процесса газификации жидких КРТ, расширение функциональных возможностей способа и устройства для его осуществления, возможность проведения концептуально новых экспериментов.

Указанный технический результат достигается за счет того, что в способе моделирования процесса газификации остатков жидкого КРТ в баках ОЧ ступени РН, основанном на введении в ЭУ ТН, обеспечении условий взаимодействия в зоне контакта ТН с поверхностью жидкого газифицируемого КРТ, проведении измерений температуры, давления в различных точках ЭУ, согласно заявляемому изобретению, перед подачей теплоносителя осуществляют понижение давления в ЭУ (до 0,01 МПа) через управляемый электропневмоклапан.

Величину пониженного давления процесса газификации определяют из условия минимизации критериев процесса газификации, например, время, энергомассовые затраты и количество теплоты:

- энергомассовые затраты:

Q W M = c 1 W + c 2 m T H ,

где ci - весовые коэффициенты, определяются в зависимости от степени важности составляющих, и выбираются традиционными методами, например, задач многокритериальной оптимизации,

W - затраченное количество киловатт-часов на работу компрессора, теплового электрического нагревателя и всех электроприборов, кВт/час,

m T H - масса ТН, кг;

- количество поданной теплоты в бак:

Q = 0 t k m T H i T H d t

где iTH - энтальпия ТН.

В качестве газа наддува используется гелий с параметрами избыточного давления до 0,3 МПа со сбросом до 0,01 МПа абсолютного.

В качестве ТН используется, например, азот при этом секундный расход обеспечивается путем регулирования вакуумного насоса.

Процентное содержание газифицированных продуктов определяют исключением из показаний газоанализатора состава теплоносителя и газа наддува.

Технический результат в части устройства достигается тем, что устройство для моделирования процесса газификации остатков жидкого КРТ в баках ОЧ ступени РН, включающее в свой состав экспериментальную установку в виде модельного бака, содержащего поддон для жидкого компонента ракетного топлива, датчики температуры, давления, входной и выходной патрубки, согласно заявляемому изобретению, ЭУ имеет в своем составе вакуумную камеру, для создания пониженного абсолютного давления до 0,01 МПа, с управляемым электропневмоклапаном и газоанализатор для определения процентного содержания газифицированных КРТ.

Сущность технического решения поясняется чертежом, где

на фиг.1 изображена пневматическая схема ЭУ.

Предложенный способ моделирования процессов газификации осуществляется следующим образом:

1. ЭУ 3 помещают в вакуумную камеру (ВК) 1, соединенную с вакуумным насосом (ВН) 2. Давление газа наддува (гелия) в ЭУ 3 рнад равно 1 атм.

ЭУ 3 с залитой модельной жидкостью 4 соединена через гермоввод 5 и запорный клапан 6 с системой подачи теплоносителя (ТН) 7. В начальный момент запорный клапан 6 закрыт.

2. В ВК 1 с помощью ВН 2 создают исходное давление рвк диапазоне (1,0-0,01) атм. Величина исходного давления рвк варьируется в соответствии с программой экспериментов.

3. С помощью управляемого электропневмоклапана (дренажного клапана (УДК) 8, установленного на ЭУ 3, осуществляют понижение давления газа надува рнад из ЭУ 3, в ВК 1.

В результате понижения начального давления наддува рнад=1 атм из ЭУ 3 в ВК 1 в ЭУ 3 устанавливают давление рнад1, которое определяется из соотношения: p1V1=p2V2.

В результате сброса газа надува из ЭУ 3 в ВК 1 с пониженным давлением (0,1-0,01 МПа), которое выбирается из начальных условий эксперимента, происходит вскипание модельной жидкости, что в результате приведет к уменьшению энергии для подготовки ТН.

4. После установления давления в ЭУ 3 и ВК 1 равного рнад1, открывается запорный клапан 6 и в ЭУ 3 подается ТН, например азот, из системы подготовки ТН 7. ТН подается через газоструйный излучатель.

Параметры ТН и газоструйного излучателя определяют из условия минимизации критериев процесса газификации: время, энергомассовые затраты и количество теплоты.

Химический состав ТН, газа наддува и жидкости выбирают из условия возможности выявления их процентного содержания в газифицированных продуктах.

Процентное содержание газифицированных продуктов определяют исключением из показаний газоанализатора состава теплоносителя и газа наддува.

5. В качестве ТН может быть взят, например, подогретый азот с заданной температурой из диапазона ( t min 0 , t max 0 ), обеспечиваемой системой подготовки 7, подаваемый с заданным массовым секундным расходом. Использование азота в качестве ТН, а в качестве газа наддува, например, гелия позволит определять состав газифицированных продуктов, посредством установленного газоанализатора.

6. Одновременно с подачей ТН в ЭУ 3 осуществляется откачка газов (азот, гелий, пары жидкости) из ВК 1 с помощью ВН 2.

Производительность ВН 2 равна скорости массового секундного поступления ТН, которая регулируется с помощью установленного перед насосом регулируемого дросселя.

Измеряемые параметры: давление, температура в разных точках ЭУ 3 и ВК 1, время процесса газификации, влажность, состав продуктов газификации.

Эффект предлагаемого способа и устройства для его осуществления заключается в возможности:

- получения значительного объема новых экспериментальных данных для исследования механизмов воздействия ультразвукового излучений на процесс газификации в условиях пониженного давления;

- повышение эффективности систем снижения техногенного воздействия ракетных средств выведения с жидкостными ракетными двигателями, за счет выбора оптимального состава и параметров системы газификации.

- исследования фундаментальной проблемы физики фазовых переходов жидкостей, процессов тепло- и массообмена в условиях пониженного давления (1,0-0,1 атм.), вскипания с учетом неопределенности граничных условий жидкости, испарения при подаче ТН и акустического воздействия.

1. Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в баках отделяющихся частей ступени ракет-носителей, основанном на введении в экспериментальную установку теплоносителя, обеспечении условий взаимодействия в зоне контакта теплоносителя с поверхностью жидкого газифицируемого компонента ракетного топлива, проведении измерений температуры, давления в различных точках экспериментальной установки, отличающийся тем, что перед подачей теплоносителя осуществляют понижение давления в экспериментальной установке до 0,01 МПа через электропневмоклапан.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве газа наддува используют гелий с параметрами избыточного давления до 0,3 МПа со сбросом до 0,01 МПа абсолютного.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве теплоносителя используют азот, массовый секундный расход которого равен производительности вакуумного насоса.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что процентное содержание газифицированных продуктов определяют исключением из показаний газоанализатора состава теплоносителя и газа наддува.

5. Устройство для моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в баках отделяющейся части ступени ракеты-носителя, включающее в свой состав экспериментальную установку в виде модельного бака, содержащего поддон для жидкого компонента ракетного топлива, датчики температуры, давления, входной и выходной патрубки, отличающееся тем, что экспериментальная установка имеет в своем составе вакуумную камеру для создания пониженного абсолютного давления до 0,01 МПа с управляемым электропневмоклапаном и газоанализатор для определения процентного содержания газифицированных компонентов ракетного топлива.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к высотным испытаниям крупногабаритного РДТТ. .

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для определения погрешностей изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при наземной огневой отработке раздвижного сопла высотного ракетного двигателя. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ). .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей, раздвижные сопла которых имеют несколько выдвигаемых насадков.

Изобретение относится к области ракетной и измерительной техники и может быть использовано для гашения ракетных двигателей твердого топлива при отработке и наземных испытаниях.
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам оценки безопасности пуска авиационных ракет с ракетным двигателем твердого топлива из-под фюзеляжа самолета-носителя.

Изобретение относится к области испытательной техники, а более конкретно к области исследования границ устойчивости к поперечным высокочастотным колебаниям давления в модельных камерах сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) применительно к смесительным головкам с натурными двухкомпонентными форсунками, и может быть использовано при разработке и создании ЖРД.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для экспериментальной отработки при создании и модернизации маршевых однокамерных и многокамерных установок, в частности для имитации высотных условий при огневых испытаниях жидкостных ракетных двигателей с соплами больших степеней расширения.

При определении скорости горения твердого ракетного топлива монтируют и сжигают стержневой образец твердого ракетного топлива с запальным проводником в камере сгорания, имеющей систему регистрации давления, а также вентили подачи и сброса давления. Перед монтажом измеряют длину небронированного образца, бронируют его, после чего выполняют на открытом торце бронированного образца пропил, перпендикулярный этому торцу, глубиной 5…8% от длины образца и измеряют глубину пропила. После монтажа образца вместе с гермовыводом в камере сгорания образец поджигают и поддерживают давление в камере сгорания на уровне заданного давления, сбрасывая избыточное в течение времени сброса давления, определяемого соотношением, защищаемым настоящим изобретением. Затем закрывают этот вентиль и после достижения максимального давления в момент времени, соответствующий окончанию горения образца, снова открывают вентиль сброса. После этого определяют среднее давление и скорость горения твердого ракетного топлива на контрольном участке горения образца по соотношениям, защищаемым настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить точность определения скорости горения твердого ракетного топлива. 3 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для измерения зазора между раструбом и арматурой сопла ракетного двигателя, имеющих конический или криволинейный профиль сопрягаемых через клеевой состав поверхностей. Сущность изобретения заключается в следующем. При измерении зазора арматуру базируют на объемном калибре в виде полого тела вращения. Наружный профиль калибра имитирует максимальный профиль раструба. Не менее чем в двух радиальных сечениях равномерно по окружности со стороны внутренней полости калибра расположены не менее чем по четыре втулки со сквозными отверстиями. Оси втулок перпендикулярны наружному профилю калибра, а один из торцов совпадает с наружным профилем калибра. В отверстия втулок последовательно со стороны внутренней полости калибра заводят измерительный наконечник индикатора часового типа, предварительно настроенного на начальное показание и снабженного ограничителем. Упирают торец ограничителя индикатора в торец втулки калибра при одновременном касании измерительным наконечником индикатора внутренней поверхности арматуры. После чего фиксируют показание индикатора и определяют величину зазора между раструбом и арматурой в данной точке профиля по формуле: δc=h0+a0-li-ai, где h0 - действительный размер настроечной меры, мм; li - действительная длина втулки калибра, мм; a0 - показание индикатора, настроенного на ноль; ai - показание индикатора, зафиксированное в процессе измерения. Использование изобретения позволит с высокой точностью измерить величину зазора между раструбом и арматурой сопла ракетного двигателя. При этом снижается трудоемкость операции измерения. 2 ил.

При определении скорости горения твердого ракетного топлива производят монтаж и сжигание стержневого образца с запальным проводником в камере сгорания, имеющей систему регистрации давления. Перед монтажом небронированный образец опускают в бронестаканчик с неотвержденным бронесоставом и отверждают бронесостав. Затем в плоскости осевого сечения бронированого образца выполняют на его торцах пропилы с вершинами, перпендикулярными оси образца. Устанавливают в пропил со стороны бронированного торца отрезок огнепроводного шнура. Изолируют полость пропила с установленным отрезком огнепроводного шнура. Устанавливают в пропил со стороны открытого торца запальный проводник, соединяют концы проводника с гермовыводом и монтируют образец вместе с гермовыводом в камере сгорания. Подают в камеру сгорания начальное давление от внешнего источника, поджигают образец и поддерживают давление в камере сгорания на уровне заданного давления, сбрасывая избыточное давление до момента появления всплеска давления в камере сгорания. Сбрасывают давление и определяют скорость горения твердого ракетного топлива по защищаем настоящим изобретением соотношениям. Изобретение позволяет упростить подготовку образца твердого ракетного топлива к испытаниям и повысить точность определения его скорости горения. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Экспериментальный ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус из композитного материала с передним и сопловым днищами, соединенными между собой посредством цилиндрического участка, скрепленный с корпусом заряд твердого топлива и утопленное сопло. На переднем днище установлен глухой фланец многократного использования, в центре которого с внешней стороны установлено воспламенительное устройство. Наружный радиус заряда, радиус канала заряда, радиус критического сечения сопла и толщина цилиндрического участка силовой оболочки корпуса определены соотношениями, защищаемыми настоящим изобретением. Изобретение позволяет определять удельный импульс тяги и скорость горения твердого ракетного топлива в условиях напряженно-деформированного состояния. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей с имитацией высотных условий. Стенд для высотных испытаний ракетных двигателей с тонкостенными соплами содержит барокамеру, выхлопной диффузор, кольцевой эжектор и соединенный с ним источник эжектирующего рабочего тела. Источник эжектирующего рабочего тела выполнен в виде парогенератора, образованного охватывающим диффузор кожухом, полость которого на входе сообщена с подводом охлаждающей жидкости, а на выходе с кольцевым эжектором. Стенд снабжен форсунками, размещенными в кольцевом эжекторе и имеющими программно разрушающиеся корпусы. Изобретение позволяет имитировать высотные условия при испытании ракетного двигателя с тонкостенным соплом на различных режимах его работы, включая период выключения, а также обеспечить сохранность элементов конструкции двигателя. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при разработке оборудования для огневых стендовых испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе. Установка для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе содержит выхлопной диффузор и скрепленный с ним переходный отсек, установленный непосредственно после испытуемого двигателя и герметично соединенный с его соплом. В переходном отсеке установлена связанная с системой подачи охлаждающей жидкости поворотная полая штанга с форсункой, снабженная фиксаторами начального и конечного положения. Изобретение позволяет обеспечить эффективное охлаждение ракетного двигателя твердого топлива после огневых стендовых испытаний. 4 ил.

Изобретение относится к испытательной технике и, в частности, к испытаниям камер сгорания и газогенераторов жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с целью оценки высокочастотной устойчивости процесса горения. Генератор содержит корпус с подсоединительным патрубком и форкамерой, в котором размещена втулка из диэлектрика, в которой размещены электроды. При этом один из электродов установлен по оси форкамеры и является общим, а остальные электроды расположены по окружности с одинаковым зазором между собой. Причем осевой электрод соединен с остальными электродами, размещенными по окружности, металлическими проволочками диаметром 0,02…0,5 мм. Другие концы электродов предназначены для подключения к источнику высокого напряжения, а концы электродов, размещенных внутри форкамеры, выполнены с утолщением, причем к форкамере подсоединен штуцер для подачи азота продувки. При размещении по окружности четного числа электродов на конце осевого электрода в радиальном направлении к электродам, расположенным по окружности, могут быть выполнены сквозные радиальные пересекающиеся каналы, в которых размещены металлические проволочки. При этом концы каждой из них соединены с соответствующей парой противолежащих электродов, расположенных по окружности, причем в торце осевого электрода выполнено глухое отверстие с резьбой, пересекающее сквозные радиальные каналы, в котором установлен винт, прижимающий металлические проволочки к внутренним кромкам сквозных каналов осевого электрода. Изобретение обеспечивает создание нескольких импульсов во время одного испытания камер сгорания и газогенераторов ЖРД на устойчивость при высокой стабильности величины импульса. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в газогидравлических магистралях жидкостных ракетных двигателей. В способе установки геометрической оси камер жидкостного ракетного двигателя в номинальном положении, основанном на исключении влияния технологических отклонений при изготовлении агрегатов, деталей и сборочных единиц, а также усадки материала в сварных швах стыков газовых магистралей между турбонасосным агрегатом и головками камер на угловое отклонение геометрических осей камер от номинального положения, согласно изобретению измерение фактических параметров замыкающего компенсирующего устройства, его изготовление, подгонка и сварка выполняются на заключительной стадии сборки магистралей после выполнения всех сварных швов стыкуемых агрегатов деталей и сборочных единиц. Способ реализуется компенсирующим замыкающим устройством газовых магистралей, содержащим компенсационную втулку с проточками по ее стыкам для установки подкладных колец, в котором согласно изобретению проточки для установки подкладных колец выполнены длиной, равной длине подкладных колец, а над проточками просверлены сквозные отверстия, в которых установлены фиксаторы для перемещения подкладных колец в зону сварных швов стыков деталей и сборочных единиц; проточки в фиксаторах под отвертку развернуты перпендикулярно плоскости проекции скоса; фиксаторы установлены по периметру через углы, равные 120°; в отверстиях компенсационной втулки и головках фиксаторов выполнены фаски для исключения непроваров корня сварных швов. Изобретение обеспечивает повышение точности ее установки и снижение потерь вектора тяги работающего в полете или на стенде двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к технике, связанной с испытанием сопл, и может быть использовано при проведении модельных испытаний. Устройство содержит подводящий трубопровод, соединенный с ресивером, выполненным с возможностью разъемного соединения с испытываемым соплом в двух взаимно перпендикулярных плоскостях посредством съемных фланцевых накладок и с возможностью опирания измерительными средствами на корпус ресивера, в котором подводящий трубопровод снабжен упругой вставкой. Кроме того, ресивер снабжен отверстиями, одно из которых выполнено в его торце, а другое на его боковой поверхности, причем горловины отверстий имеют одинаковые сечения и снабжены съемными фланцевыми накладками, выполненными с возможностью крепления в них испытываемого сопла в двух взаимно перпендикулярных направлениях. При этом в качестве измерительных средств используют однокомпонентные датчики силы, закрепленные на корпусе ресивера, измерительные штанги которых размещены в трех взаимно перпендикулярных направлениях, а их концы уперты в корпус ресивера с возможностью его удержания. Технический результат заключается в повышении точности измерения и эффективности испытаний сопла, а также снижении трудоемкости изготовления и эксплуатации устройства. 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании деталей из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ), работающих в условиях воздействия высокотемпературной окислительной среды на поверхности деталей ракетной техники. Установка для определения окислительной стойкости углерод-углеродного композиционного материала, в том числе с защитным покрытием, включающая камеру из огнеупорного материала для размещения образца испытуемого материала и сопло для подачи газового потока в камеру, выполненное в передней стенке установки, снабжена набором съемных передних стенок различной толщины, в которых сопло расположено под разными углами к продольной оси камеры установки, при этом камера установки размещена в металлическом корпусе с теплозащитным кожухом, причем, теплозащитный кожух и камера выполнены разъемными. Изобретение обеспечивает имитацию воздействия высокотемпературного газового потока на детали ракетной техники в условиях, приближенных к реальным, и определение окислительной стойкости УУКМ при воздействии высокотемпературного газового потока под разными углами и на различном расстоянии. 6 ил.
Наверх